Самолет-биплан



Самолет-биплан
Самолет-биплан
Самолет-биплан

 


Владельцы патента RU 2452662:

Ликсудеев Владимир Васильевич (RU)

Изобретение относится к области авиации. Самолет-биплан состоит из фюзеляжа, крыльев, двигателей, кабины управления, хвостового оперения, шасси, элеронов и закрылков. На фюзеляже сверху установлено крыло с рассекателями, на котором закреплены закрылки и элероны. На фюзеляже снизу установлены лотковые крылья, в передней части которых сверху закреплены турбореактивные двигатели. Внутри крыла создается пониженное давление и плотность потока. Изобретение направлено на увеличение грузоподъемности, скорости и дальности полета. 3 ил.

 

Изобретение относится к авиации. Известен немецкий самолет «Юнкерс» Т-26 в бипланной модификации «D». Описание и летно-технические данные самолета даны в книге «Летательные аппараты нетрадиционных схем», автор П.Бауэрс, М.: «Мир», 1991 г., стр.196-197, рис.10.5.

Конструкция самолета состоит из фюзеляжа, верхнего и нижнего крыльев аэродинамического профиля, двигателя, кабины управления, хвостового оперения, элеронов, посадочного шасси с хвостовым колесом и подкосами между крыльями. К недостаткам самолета относятся небольшая подъемная сила, большой собственный вес, малая скорость полета.

Известен самолета-биплан АН-3. Описание самолета и его летно-технические характеристики даны в книге «Все самолеты» О.К.Антонова» автор Н.В.Якубович, «Астрель ACT», 2001 г., на стр.23-26.

Конструкция самолета-биплана состоит из фюзеляжа, верхних и нижних крыльев аэродинамического профиля, двигателя, посадочного шасси с хвостовым колесом, кабины управления, закрылков, элеронов.

К недостаткам данного самолета-биплана можно отнести небольшую подъемную силу, малую дальность полета, небольшую скорость, малую грузоподъемность.

Целью настоящего изобретения является создание самолета-биплана повышенной грузоподъемности, скорости и дальности полета.

Поставленная цель достигается тем, что на предлагаемом самолете-биплане применяются крылья разных профилей - нижние крылья лотковые (по патенту РФ 2254266), а верхнее крыло с рассекателями (по патенту РФ 2409503).

Конструкция самолета-биплана состоит из фюзеляжа, верхнего крыла с рассекателями, нижних лотковых крыльев, кабины управления, двигателей ТРД, хвостового оперения, шасси, закрылков и элеронов.

Отличительные признаки заявленного самолета-биплана от самолета АН-3.

1. На фюзеляже сверху устанавливается крыло с рассекателями. На крыле закрепляются закрылки и элероны. У самолета АН-3 верхние крылья аэродинамического профиля.

2. На фюзеляже снизу устанавливаются лотковые крылья. У самолета АН-3 нижние крылья аэродинамического профиля.

3. В передней части сверху в лотковых крыльях закрепляются 2 турбореактивных двигателя. Отходящая от двигателей реактивная струя способствует приросту подъемной силы лотковых крыльев, т.к увеличивает скорость движения воздушных масс через них. У самолета-биплана АН-3 двигатель не способствует приросту подъемной силы.

4. Не применяются подкосы и расчалки.

Предлагаемый самолет-биплан иллюстрируется чертежами, представленными на Фиг.1-3.

На Фиг.1 показан вид самолета-биплана сверху.

На Фиг.2 показан вид самолета-биплана сбоку.

На Фиг.3 показан вид самолета-биплана спереди.

Конструкция самолета-биплана включает:

1. Фюзеляж,

2. Нижние лотковые крылья,

3. Верхнее крыло с рассекателями,

4. Двигатели,

5. Кабина управления,

6. Хвостовое оперение,

7. Шасси,

8. Элерон,

9. Закрылок,

10. Рассекатели.

После осмотра самолета-биплана и проверки всех узлов и систем производится запуск двигателей ТРД 4. Самолет-биплан выруливает на взлетную полосу и начинает разбег. Как только скорость самолета достигнет необходимой величины, подъемная сила уравновешивает вес самолета и он отрывается от взлетной полосы, после чего производится набор высоты.

Создание подъемной силы на верхнем крыле 3 происходит следующим образом. Воздушный поток на передней кромке крыла разделяется на верхний и нижний. Нижний поток свободно общей массой проходит под нижний обшивкой крыла. Верхний воздушный поток от передней кромки крыла поступает на рассекатели. Рассекатели воздушный поток разделяют на отдельные струи, которые приобретают зигзагообразную форму движения.

Зигзагообразный путь струй по верхней обшивке длиннее, чем путь нижнего потока. На верхней обшивке давление становится меньше, чем на нижней обшивке. Разность этих давлений и составляет подъемную силу верхнего крыла.

Подъемная сила на лотковых крыльях 2 образуется следующим образом.

Воздушный поток подходит к передней кромке крыла и разделяется на верхний и нижний. Нижний поток свободно общей массой проходит под нижней обшивкой крыла. Верхний поток поступает в лотковое крыло. Лотковое крыло сконструировано так, что оно имеет сужение от передней кромки к задней. Переднее сечение крыла больше заднего сечения. Скорость движения воздушного потока у заднего сечения больше во столько раз, во сколько площадь заднего сечения меньше переднего. Внутри крыла давление и плотность воздушного потока уменьшаются и создается разрежение. Разность между давлением снизу крыла и давлением внутри крыла и создает подъемную силу крыла.

Чтобы создать прирост подъемной силы лотковых крыльев, установим и закрепим двигатели ТРД 4 в передней части их сверху. Тогда реактивная струя от двигателей еще больше увеличивает скорость воздушного потока внутри лотка.

Внутри крыла создается очень сильное разрежение. Разность между давлением снизу на нижнюю обшивку и давлением внутри крыла и будет подъемной силой.

Технический результат данного изобретения - создание самолета-биплана повышенной скорости, грузоподъемности и дальности полета.

Литература

1. «Летательные аппараты нетрадиционных схем» автор П.Бауэрс, М.: «Мир», 1991 г.

2. «Все самолеты О.К.Антонова» автор Н.В.Якубович, «Астрель ACT», 2001 г.

3. Патент РФ 2254266.

4. Патент РФ 2409503.

Самолет-биплан, конструкция которого состоит из фюзеляжа, крыльев, двигателей, кабины управления, хвостового оперения, шасси, элеронов и закрылков, характеризующийся тем, что на фюзеляже сверху устанавливается крыло с рассекателями, на котором крепятся закрылки и элероны, а на фюзеляже снизу устанавливаются лотковые крылья, в передней части которых сверху крепятся турбореактивные двигатели.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к авиастроению. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области летательных аппаратов. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к авиации, а именно к военным самолетам. .

Изобретение относится к области авиации. .

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к области авиации

Изобретение относится к транспортной технике, используемой в качестве летательного аппарата и автомобиля

Изобретение относится к летательным аппаратам (ЛА). ЛА содержит две тандемно расположенные несущие поверхности - переднюю и заднюю, выполненные с возможностью создания положительной подъемной силы. Передняя несущая поверхность состоит из двух консолей. Консоли выполнены с возможностью их установки на большие углы атаки по отношению к задней. При этом консоли своими корневыми хордами примыкают к концевым хордам задней несущей поверхности ближе к передней кромке. Передняя несущая поверхность имеет меньшую по величине корневую хорду, чем концевая хорда задней. Двигатель ЛА размещен в мотогондоле, прикрепленной к крылу с его передней нижней стороны посредством пилона. Пилон расположен в плоскости симметрии ЛА. Передняя (носовая) опора шасси прикреплена к мотогондоле или к пилону двигателя. Пассажирская или грузовая кабина размещена внутри крыла. Крыло ЛА имеет нервюры арочного типа, между которыми имеются продольные проходы для пассажиров. Проходы углубленны по отношению к внутреннему контуру арочных нервюр в направлении внешнего контура арочных нервюр. Линия пола проходов разбита на несколько участков, находящихся на разных уровнях. Достигается устойчивость по тангажу, увеличение аэродинамического качества задней несущей поверхности и ЛА в целом, снижение веса шасси и ЛА в целом. 3 н. и 12 з. п. ф-лы, 18 ил.

Летательный аппарат, имеющий лямбда-образную коробчатую конфигурацию крыла, содержит фюзеляж (1), силовую установку (5), первую пару аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью, присоединенных к верхней передней части фюзеляжа (1), вторую пару аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью, присоединенных к нижней задней части фюзеляжа (1) в точке упомянутого фюзеляжа (1) по направлению к корме от присоединения аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью, и третью пару по существу вертикальных аэродинамических поверхностей (4). Законцовки аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью являются присоединенными к нижней стороне аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью в промежуточной точке размаха аэродинамических поверхностей (2) с прямой стреловидностью посредством вертикальных аэродинамических поверхностей (4). Аэродинамические поверхности (2) с прямой стреловидностью имеют более высокое относительное удлинение, чем у аэродинамических поверхностей (3) с обратной стреловидностью. Изобретение направлено на снижение аэродинамического сопротивления без ухудшения веса. 13 з.п. ф-лы, 6 ил.

Изобретение относится к области авиации. Способ увеличения подъемной силы крыла самолета основан на создании над верхними плоскостями потока воздуха за счет использования на верхних плоскостях жалюзи, устроенных так, что воздушные полости внутри крыла сообщаются через синхронно с жалюзи управляемыми заслонками со всасывающими полостями турбореактивных двигателей, которые поток воздуха просасывают через жалюзи, создавая при неподвижном самолете над крыльями подвижную воздушную массу. Задние крылья выполняются так, что просасывание воздуха через жалюзи обеспечивается методом эжекции за счет всасывающего действия выхлопных газов через управляемые заслонки между воздушными полостями задних крыльев и зоной выхлопа. 2 ил.
Наверх